标题：一种导向工具

摘要：本实用新型涉及一种导向工具，特别是一种安装飞机发动机时，用于压紧发动机主推力销关节轴承，引导飞机吊挂主推力销与关节轴承对接所使用的导向工具。本实用新型包括两个左右对称的导向盘、左侧手柄、右侧手柄、铆钉和弹簧。其中，所述左侧手柄和右侧手柄通过铆钉和弹簧连接，可以相对转动。本实用新型可以实现导向功能，操作方便、满足使用要求、可靠性高。

申请号：CN201320060199.8

申请日：2013/2/1

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种导向工具，其特征在于：包括左导向盘(1)、右导向盘(6)、左侧手柄(3)、右侧手柄(4)、铆钉(2)和弹簧(5)。所述左侧手柄(3)和右侧手柄(4)中间通过铆钉(2)连接，下方通过弹簧(5)连接。所述左导向盘(1)和左侧手柄(3)焊接在一起，右导向盘(6)和右侧手柄(4)焊接在一起。

专利类型：实用新型

标题：一种防加载端弯曲破坏的压缩测试装置

摘要：本发明属于航空复合材料测试领域，特别是涉及到一种防加载端弯曲破坏的压缩测试装置，包括压头组件和基座组件，所述基座组件包括基座、两块侧滑块以及下滑块，所述基座组件上的侧滑块及下滑块后还设置有基座凸台。本发明采用带导向槽压头组件，防止压头组件发生转动，保证压头组件仅沿垂直方向平动，即使采用加工精度或平面度不高的试件，也能防止因载荷偏心引起压头组件滚动而最终导致试件与压头组件连接区域发生弯曲折断。本发明可以对试件精确定位，有效防止人为定位而导致矩形平板试件倾斜安装，保证试件与外加载荷在同一平面内，试件始终处于纯压缩状态。

申请号：CN201310195398.4

申请日：2013/5/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种防加载端弯曲破坏的压缩测试装置，包括压头组件[1]和基座组件[2]，所述基座组件[2]包括基座[201]、两块侧滑块[202、203]以及下滑块[204]，所述基座[201]设置有两个立柱[205、206]，其特征在于，所述压头组件[1]包括压块[101]和固定于压块[101]两侧的导向板[102、103]，形成两个与基座[201]上的两个立柱[205、206]配合的导向槽[104、105]，所述导向板[102、103]位于导向槽[104、105]的部位设置有滚轴组[106、107、108、109]。

专利类型：发明申请

标题：一种基于激光测量的多基板拼合检测方法

摘要：本发明属于测试技术领域，具体是一种基于激光测量的多基板拼合检测方法。本发明将平面度拼合检测方法由传统的模拟量检测改进成为激光指导下的数字化检测；通过激光跟踪仪应用处理机直观显示调整量；调整量给出方式直接、实时、准确；基板上的测量点位置任意；靶标球测量运动轨迹任意；靶标球与基板平面接触面积小，采点数量大，比使用传统方法更能全面、真实、准确地反映拼合基面平面度；能够方便地进行坐标系平移和旋转，将坐标原点准确定义至测量范围内的空间任何位置；根本解决了多块基板组成共平面，特别是任意倾斜角度、大平面的拼合检测问题。本发明简化了操作步骤，测量效率提高了近2倍，测量精度提高了3倍以上。

申请号：CN201310196157.1

申请日：2013/5/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种基于激光测量的多基板拼合检测方法，采用激光跟踪仪〔1〕进行由已预先制有定位孔的多块基板组成的共平面，特别是任意倾斜角度、大平面的拼合检测，其特征在于，包括以下步骤： 1)、架设激光跟踪仪：选定测量站位，将实施现场校准后的激光跟踪仪稳固架设于站位处，使其发出的激光束能无遮挡地投射到被测部位；跟踪仪码盘水平偏摆、俯仰角度尽可能小，偏摆角不超过±90°, 俯仰角不超过±45°； 2)、获取理论坐标：将共平面上的所有基板及定位孔编号，使用CATIA软件在数模上获取带有偏置量的理论坐标，将理论坐标制成“X Y Z”格式的且与基板及定位孔编号一一对应的列表，然后将列表导入激光跟踪仪应用处理机； 3)、选择靶标球：根据基板拼合公差和测量距离选择靶标球，若公差小于±0.10mm或测量距离10m以上，则选择使用CCR型靶标球，若公差大于±0.20mm或测量距离小10m，则首选TBR型靶标球； 4)、单块基板准备：先测量单块基板上的定位孔，建立单块基板检测坐标系，定义Z轴与基板平面法向重合，以基板四周为界“米”字形轨迹运动靶标球体，观测Z坐标变化，检测定位孔孔距、孔距边界尺寸； 5)、基板安装支撑架检测：对时效处理后的基板安装支撑架进行检测，调整使其满足安装要求并与地基相连接； 6)、建立安装坐标系：在安装区域内或基板上选取三个水平基准点，其中两个水平基准点的连线与共平面走向平行，建立激光跟踪仪水平坐标系，通过激光跟踪仪水平坐标系的旋转与平移，将坐标原点移至共平面上的预定理论点，Z坐标轴与共平面法线重合； 7)、设置ERS点：在坚固的地面、墙壁、支撑架上的合适立体空间位置埋设若干ERS点； 8)、首块基板定位：尽量吊装并夹持基板至预定理论点，在安装坐标系下，将靶标球置于被测表面，在基板全范围内，任意轨迹推动靶标球，动态扫描观测基板平面法线方向Z坐标的变化，通过Z坐标的变化量判断调整方向和调整量，在基板安装支撑架现场制孔，使用螺栓将基板固定于基板安装支撑架上，松开夹持夹具，重新检测至符合公差要求； 9)、最终检测：通过ERS点反求坐标系，动态显示平面法向坐标值Z；出现 超差点时进行标记，并去除超差点后再次检测，直至平面度符合公差要求； 10)、平面度评定：采用最小二乘法拟合平面进行平面度评定。

专利类型：发明申请

标题：一种分体式燃油泵排油方法

摘要：本发明属于航空燃油系统技术领域，特别是涉及到一种分体式燃油泵排油方法，利用针筒，通过设置在泵芯上的排油接嘴抽吸掉泵芯内余油，避免了泵芯更换抽出时燃油污染周围部件和环境，从而节省了受燃油污染部件和环境所需的清理、清洁和干燥等工作，减少了维护工作量、缩短了维护时间。本发明所述的分体式燃油泵排油方法，操作简单，使用方便，排油效果好。本发明所述的分体式燃油泵排油方法，所用设备体积小、重量轻、数量少、容易配备、携带。本发明所述的分体式燃油泵排油方法，不需要动力、能源，适合于外场使用，具有良好的应用价值。本发明所述不需要对现有分体式燃油泵结构进行大的改动，就可以实现改装，便于现有分体式燃油泵改装推广使用。

申请号：CN201310196156.7

申请日：2013/5/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种分体式燃油泵排油方法，所述分体式燃油泵包括泵体[1]和泵芯[2]以及余油腔[3]，还包括通气组件[4]和排油组件[5]，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、分解泵芯[2]上的安装螺钉；步骤二、抽出泵芯[2]到要求位置，此时泵体[1]上的自封活门[6]处于关闭状态而泵芯[2]上的密封结构[7]处于密封状态；步骤三、拧下通气组件[4]上的通气堵帽[8]和排油组件[5]上的排油堵帽[9]；步骤四、将软管[10]接到排油组件[5]的排油接嘴11上；步骤五、将软管[10]的另一端与抽吸装置[12]连接；步骤六、操作抽吸装置[12]，将燃油泵余油腔[3]内的余油抽出；步骤七、分解抽吸装置[12]与软管[10]的连接；步骤八、将抽吸装置[12]的余油排到废油收集容器中；步骤九、分解软管[10]与排油接嘴[11]的连接；步骤十、恢复通气组件[4]上通气堵帽[8]和排油组件[5]上排油堵帽[9]的安装，并进行其它维修所需的工作。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机增升装置控制方法

摘要：本发明属于航空飞行控制领域，特别是涉及到一种飞机增升装置控制方法。本发明在传统简单的高升力装置控制方法基础上，增加高升力装置偏角与当前飞机飞行速度匹配性的检测，避免出现不正确的高升力装置偏角。本发明不仅可使飞行员在负担较大的起降阶段，无忧虑地对高升力装置进行操纵。即使出现误操作，也可及时对飞行员的操作进行自动纠正，减轻飞行员飞行负担，提高飞行性能，避免飞机出现危机飞行安全的情况。本发明不需要对任何飞机操纵机构或高升力装置进行改造，可直接在高升力装置控制器中增加该算法，节约改造成本、缩短研发周期。

申请号：CN201310196160.3

申请日：2013/5/23

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机增升装置控制方法，所述增升装置包括前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ，所述增升装置至少包括巡航X、起飞Y和着陆Z三种构型，所述前缘缝翼Ⅰ和后缘襟翼Ⅱ的控制方法一致，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、确定速度限制要求：根据适航标准CCAR?25部中B部分性能要求，选取飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最小失速速度要求VSmin；
根据已知的飞机机翼结构强度要求，确定飞机在巡航、起飞和着陆构型时的最大允许速度要求VSmax；
这两个要求数值以不同倍数的失速速度VS表达，所以VSmin＝K1VS，VSmax＝K2VS，其中K1为最小失速速度与失速速度的倍数，K2为最大允许速度与失速速度的倍数；
步骤二、分别计算增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机失速速度VS：
其中，G表示飞机重量，ρ表示当前高度空气密度，Cymax表示增升装置在巡航、起飞和着陆构型下飞机最大升力系数，S表示飞机机翼面积；
步骤三、计算飞机在保持速度限制要求平飞时的所需升力系数：增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别通过如下公式计算飞机保持最小失速速度要求平飞时的所需升力系数Cy_ need_ min；
同理，增升装置在巡航、起飞和着陆构型下，分别计算飞机保持最大允许速度要求平飞时的所需升力系数Cy_ need_ max；
步骤四、获得最小失速速度边界线和最大允许速度边界线：以步骤三计算的三种构型下的Cy_ need_ min的三个值作为横坐标上的2、5、6点，以相对应的增升装置三种构型的偏角作为纵坐标上的7、8、9点，分别得到三个坐标点(2，7)、(5，8)、(6，9)，将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最小失速速度边界线c和d线；同理，在同一坐标系中，保持纵坐标不变，以步骤三计算的三种构型下的Cy_ need_ max的三个值作为横坐标上的1、3、4点，分别得到三个坐标点(1，7)、(3，8)、(4，9)，将这三个坐标点从下至上依次用直线连接，即确定出飞机最大允许速度边界线a和b线；
步骤五、计算飞机当前平飞所需升力系数Cy：
VI为飞机指示空速，由传感器直接采集；
步骤六、计算增升装置的合理偏角：
(1)、当前增升装置在巡航位置，增升装置的合理偏角为：
1)若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
2)若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在c线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
(2)、当前增升装置在起飞位置，增升装置的合理偏角为：
1)若Cy数值大于横坐标上5点的数值，以Cy点为横坐标在d线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
2)若Cy数值小于或等于横坐标上5点的数值且大于3点的数值，增升装置合理偏角为起飞偏角也即8点；
3)若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
(3)当前增升装置在着陆位置，增升装置的合理偏角为：
1)若Cy数值小于或等于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在a线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和巡航构型偏角也即7点之间的最大值；
2)若Cy数值大于横坐标上3点的数值，以Cy点为横坐标在b线上插值出一个偏角，增升装置的合理偏角为该偏角和着陆构型偏角也即9点之间的最小值；
步骤七、判断飞行员对增升装置操纵的正确性，并对增升装置进行自动控制：将步骤六中增升装置合理偏角的计算结果与当前增升装置偏角进行比对，若相等则说明当前增升装置偏角正确，保持当前偏角；若不相等，则说明此时增升装置构型与当前飞行速度不符合，飞行员操作错误，则将合理偏角信号发送给增升装置驱动器，使增升装置偏转至计算出的合理增升装置偏角位置；
步骤八、在飞机飞行过程中，随着飞机飞行速度的变化，连续实施步骤一到步骤七，直至增升装置完全和当前飞行速度符合。

专利类型：发明申请